EP1901913A1 - Procede de fabrication de butees d'aeronef et butees de porte d'aeronef en materiau composite carbone - Google Patents

Procede de fabrication de butees d'aeronef et butees de porte d'aeronef en materiau composite carbone

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EP1901913A1
EP1901913A1 EP06778833A EP06778833A EP1901913A1 EP 1901913 A1 EP1901913 A1 EP 1901913A1 EP 06778833 A EP06778833 A EP 06778833A EP 06778833 A EP06778833 A EP 06778833A EP 1901913 A1 EP1901913 A1 EP 1901913A1
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resin
metal insert
stops
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    • B64C1/1407—Doors; surrounding frames
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
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    • Y10T29/49826—Assembling or joining
    • Y10T29/49947—Assembling or joining by applying separate fastener

Definitions

  • the present invention relates to a method of manufacturing an aircraft stopper made at least partially of composite material.
  • the present invention also relates to an aircraft stopper made at least partially of carbon composite material.
  • the aircraft doors are constituted by a structure adapted to receive mechanisms for performing opening and closing maneuvers.
  • the structure of the door is articulated around a room called “door arm” which is itself attached to the structure of the fuselage.
  • the support of the door on the fuselage consists of a discontinuous system and is made through parts called “stops” and fixed on the one hand on the door and, on the other hand, vis-à-vis on the fuselage.
  • the door stops are made of aluminum alloys or titanium alloys.
  • An object of the invention is to provide an aircraft stop that combines the good performance of metal materials with the lightness of the composite material.
  • the method according to the present invention provides a solution to all these problems.
  • the invention relates to an aircraft stopper manufacturing method comprising a metal insert by molding a composite material of resin and carbon fibers, comprising at least one step of draping a stack of parts made by means of a superposition of pre-impregnated carbon sheets, the layers being oriented so as to ensure maximum cohesion of the assembly around the metal insert.
  • the method can comprise the following steps:
  • a piece is made by flat layering of several layers of pre-impregnated resin-coated carbon sheets, this draping comprising a set of layers positioned longitudinally and layers separating laterally in two parts separated by a median portion (step 1), - then said middle portion is wound around a metal insert provided with two shoulders (step 2),
  • the invention also relates to an aircraft stop comprising a metal insert manufactured by implementing a manufacturing method according to the invention.
  • FIG. 1 schematically shows a top view of an aircraft door stop.
  • FIG. 2 schematically shows a perspective view of the stop of Figure 1, the stop screw having been removed.
  • FIG. 3 schematically represents a view of the lay-up of carbon sheets in a two-part part corresponding to step 1 of a manufacturing method according to the invention.
  • FIG. 4 schematically shows a view illustrating step 2 of a manufacturing method according to the invention.
  • FIG. 5 schematically shows a view illustrating the beginning of step 3 of a manufacturing method according to the invention.
  • FIG. 6 schematically represents a view illustrating the end of step 3 of a manufacturing method according to the invention
  • FIG. 7 schematically represents a view illustrating step 4 of a manufacturing method according to the invention
  • FIG. 8 schematically represents a view illustrating step 5 of a manufacturing method according to the invention
  • FIG. 9 schematically represents a view illustrating the beginning of step 6 of a manufacturing method according to the invention
  • FIG. 10 schematically represents a view illustrating the end of step 6 of a manufacturing method according to the invention
  • FIGS. 1 and 2 show an aircraft door stop which comprises a base 1 provided with an angle bracket 2 carrying an abutment screw 3.
  • the stop screw 3 has been removed in FIG. appear a metal ring 4.
  • the abutment being made of composite material, it is not possible, given the importance of efforts to cash, to screw the abutment screw in a plastic material: it is therefore necessary to set up a metal insert, by example a metal ring 4.
  • this metal ring 4 is very firmly anchored in the mass of the stem 2.
  • this ring 4 has the shape of an insert provided with at least two shoulders: one at each end.
  • Figure 3 represents the first step of the implementation of the method.
  • a sheet 10 having the shape shown in FIG. 3 having a rectilinear portion 11 and two lateral flaps 13 and 14 separated by a medial portion 12 is made flat by layering of several layers of carbon sheets.
  • carbon are arranged rectilinearly in the mass of the rectilinear portion 11 of the piece 10, and oriented obliquely in the lateral flaps 13, 14, 15, 16.
  • the length of the middle portion 12 of the rectilinear portion 11 is equal at the distance separating the two shoulders of the insert 4.
  • the part 10 is made by draping a first part comprising the parts represented by radiating segments and a second larger surface part whose contour corresponds to the outer contour of the part 10.
  • the carbon sheets are made by superposing folds about 12mm wide oriented at the angles shown in Figure 3.
  • Figure 4 shows the next step of the implementation of the method (step 2).
  • the median portion 12 of the rectilinear portion 11 of the piece 10 made by draping pre-impregnated resin-coated carbon sheets is placed in the groove formed between the two shoulders of the insert 4.
  • the part 10 is bent and formed around the metal insert 4, in a V-shaped.
  • the side flaps 13 and 14 are intended to be folded over one another, while the flaps before 15 and 16 are intended to be folded under the metal ring 4 to form a lower support surrounding the portion of the metal ring 4 diametrically opposite the middle portion 12.
  • a stack in the form of strips of lengths between 150 and 215 mm is necessary.
  • Figure 5 shows the third step after the folding of the side flaps 13 to 16, in the draped conformation allowing the introduction into a cooking tool.
  • the folding of the tips or flaps 13 and 14 on one another ensures the cohesion of the rear part, while the folding parts 15 and 16 under the metal insert 4 provides maximum cohesion of the set including the metal insert 4.
  • FIG. 7 represents the fourth stage of implementation of a method according to the invention, into which is inserted from below and fixed in place a reinforcement piece intended to be oriented along the longitudinal median plane of the assembly. shown in Figure 6.
  • FIG. 8 represents the fifth stage of implementation of a method according to the invention, in which is inserted from below and fixed in place a base plate 30 intended to be oriented substantially horizontally in order to seal the lower part. from the whole. The ends of the rectilinear portion 11 of the piece 10 are then folded under the sole 30 to surround the whole assembly.
  • Figures 9 and 10 illustrate the sixth step of a method according to the invention corresponding to the successive establishment of parts 40, 50, 60 which constitute the sole of the abutment.
  • a door stop having excellent qualities of mechanical strength, fatigue resistance is obtained, while being much lighter than a metal stop, which is very interesting given the number of stops placed on an aircraft.

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Description

Procédé de fabrication de butées d'aéronef et butées de porte d'aéronef en matériau composite carbone.
La présente invention est relative à un procédé de fabrication de butée d'aéronef réalisée au moins partiellement en matériau composite.
La présente invention est également relative à une butée d'aéronef réalisée au moins partiellement en matériau composite carbone.
Les portes d'aéronefs sont constituées d'une structure apte à recevoir des mécanismes permettant de réaliser des manœuvres d'ouverture et de fermeture. La structure de la porte est articulée autour d'une pièce appelée « bras de porte » qui est lui-même fixé à la structure du fuselage. L'appui de la porte sur le fuselage est constitué d'un système discontinu et s'effectue au travers de pièces appelées « butées » et fixées d'une part sur la porte et, d'autre part, en vis-à-vis sur le fuselage.
Il est connu que ces butées sont réalisées par des procédés d'usinage, de moulage ou de matriçage.
Il est connu également que les butées de portes sont réalisées en alliages d'aluminium ou en alliages de titane.
L'inconvénient des solutions métalliques est précisément qu'elles ne répondent pas toujours de manière optimale à la contrainte de masse minimale.
Les solutions à base de matériaux composites à partir de fibres carbone continues offrent de bien meilleures performances, mais l'inconvénient de leur application avec les procédés conventionnels, reste le prix élevé lié à leur mise en oeuvre.
Un but de l'invention est de fournir une butée d'aéronef qui allie la bonne tenue des matériaux métalliques à la légèreté du matériau composite.
Dans ce but, on utilise le procédé connu de moulage d'une pièce en matériau composite du type consistant à placer dans un moule un empilement de nappes de fibres noyées dans une matière thermodurcissable ou thermoplastique et arrangées selon des directions préférentielles desdites fibres ; puis à mettre le moule en pression. Cependant, la mise en œuvre de ce procédé pour la fabrication de butées de porte d'aéronef pose un certain nombre de problèmes particuliers, du fait des sollicitations que subissent de telles butées. En effet, les efforts que doivent encaisser les butées sont de l'ordre de 1,3 tonne et cela à chaque fermeture de porte, ce qui entraîne de très importants phénomènes de fatigue.
Ces problèmes seront résolus, selon l'invention, par une disposition spéciale des fibres de carbone qui permet de résister aux flexions induites par l'effort appliqué sur la vis de butée.
D'autre part, il s'avère dans la pratique, impossible de visser la vis de butée dans une pièce en carbone, d'où la nécessité de mettre en place un insert métallique ; mais la fixation de cet insert métallique dans une pièce à base de résine pose également un problème délicat à résoudre.
Le procédé selon la présente invention, apporte une solution à tous ces problèmes.
L'invention a pour objet un procédé de fabrication de butée d'aéronef comportant un insert métallique par moulage d'un matériau composite de résine et de fibres de carbone, comprenant au moins une étape consistant à draper un empilage de pièces réalisées au moyen d'une superposition de nappes de carbone pré imprégnées de résine, les nappes étant orientées de façon à assurer une cohésion maximale de l'ensemble autour de l'insert métallique. Le procédé peut comporter les étapes suivantes :
- on réalise d'abord une pièce par drapage à plat de plusieurs couches de nappes de carbone pré imprégnées de résine, ce drapage comportant un ensemble de nappes positionnées longitudinalement et de nappes s'écartant latéralement en deux volets séparés par une partie médiane (étape 1), - puis on enroule ladite partie médiane autour d'un insert métallique muni de deux épaulements (étape 2),
- puis on met en place cet insert dans l'outillage au moyen d'un axe de positionnement (étape 3),
- puis on rabat l'un après l'autre la première paire de volets puis la deuxième paire de volets, - puis on met en place sous la pièce, une pièce de renfort (étape 4) et une semelle (étape 5),
- et on enrobe le tout en rabattant les deux extrémités de la partie médiane du drapage en dessous de la pièce de sorte que tous les éléments constitutifs soient enrobés dans le drapage de couches de nappes de carbone pré imprégnées de résine.
- puis on met en place sous la pièce, trois semelles
L'invention a également pour objet une butée d'aéronef comportant un insert métallique fabriqué par mise en oeuvre d'un procédé de fabrication selon l'invention.
L'invention sera mieux comprise grâce à la description qui va suivre donnée à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- La figure 1 représente schématiquement une vue de dessus d'une butée de porte d'aéronef.
- La figure 2 représente schématiquement une vue en perspective de la butée de la figure 1, la vis de butée ayant été enlevée. - La figure 3 représente schématiquement une vue du drapage de nappes de carbone dans une pièce à deux volets, correspondant à l'étape 1 d'un procédé de fabrication selon l'invention.
- La figure 4 représente schématiquement une vue illustrant l'étape 2 d'un procédé de fabrication selon l'invention. - La figure 5 représente schématiquement une vue illustrant le début de l'étape 3 d'un procédé de fabrication selon l'invention.
- La figure 6 représente schématiquement une vue illustrant la fin l'étape 3 d'un procédé de fabrication selon l'invention
- La figure 7 représente schématiquement une vue illustrant l'étape 4 d'un procédé de fabrication selon l'invention
- La figure 8 représente schématiquement une vue illustrant l'étape 5 d'un procédé de fabrication selon l'invention
- La figure 9 représente schématiquement une vue illustrant le début de l'étape 6 d'un procédé de fabrication selon l'invention - La figure 10 représente schématiquement une vue illustrant la fin de l'étape 6 d'un procédé de fabrication selon l'invention
Les figures 1 et 2, représentent une butée de porte d'aéronef qui comporte une embase 1 munie d'une potence en équerre 2 portant une vis de butée 3. La vis de butée 3 a été enlevée sur la figure 2 de façon à faire apparaître une bague métallique 4.
En effet, la butée étant en matériau composite, il n'est pas possible, compte tenu de l'importance des efforts à encaisser, de visser la vis de butée dans une matière plastique : il faut donc mettre en place un insert métallique, par exemple une bague métallique 4.
Et il faut que cette bague métallique 4 soit très fermement ancrée dans la masse de la potence 2. Dans ce but, comme cela sera expliqué de façon détaillée, cette bague 4 a la forme d'un insert muni d'au moins deux épaulements : un à chaque extrémité.
La figure 3, représente la première étape de la mise en œuvre du procédé. Dans cette étape, on réalise à plat par drapage de plusieurs couches de nappes de carbone une pièce 10 ayant la forme représentée à la figure 3 comportant une partie rectiligne 11 et deux volets latéraux 13 et 14 séparés par une partie médiane 12. Des nappes de carbone sont disposées de façon rectiligne dans la masse de la partie rectiligne 11 de la pièce 10, et orientées de façon oblique dans des volets latéraux 13, 14, 15, 16. La longueur de la portion médiane 12 de la partie rectiligne 11 est égale à la distance séparant les deux épaulements de l' insert 4.
La pièce 10 est réalisée par drapage d'une première pièce comportant les parties représentées par des segments rayonnants et d'une deuxième pièce de surface plus importante dont le contour correspond au contour extérieur de la pièce 10. Les nappes de carbone sont réalisées par superposition de plis d'environ 12mm de large orientés suivant les angles représentés à la figure 3.
La figure 4 représente l'étape suivante de la mise en œuvre du procédé (étape 2).
On voit sur cette figure, que la partie médiane 12 de la partie rectiligne 11 de la pièce 10 réalisée par drapage de nappes de carbone pré imprégnées de résine, est mise en place dans la gorge ménagée entre les deux épaulements de l'insert 4. Après cette mise en place, la pièce 10 est cintrée et formée autour de l'insert métallique 4, selon une conformation en V. Les volets latéraux 13 et 14 sont destinés à être rabattus l'un sur l'autre, tandis que les volets avant 15 et 16 sont destinés à être rabattus sous la bague métallique 4 pour constituer un support inférieur entourant la partie de la bague métallique 4 diamétralement opposée à la partie médiane 12. Pour permettre le cintrage des bandes constituant les extrémités de la partie rectiligne 11, un empilage en forme de bandes de longueurs comprises entre 150 et 215 mm est nécessaire.
La figure 5, représente la troisième étape après le rabattement des volets latéraux 13 à 16, dans la conformation drapée permettant la mise en place dans un outillage de cuisson. Le rabattement des pointes ou volets 13 et 14 l'un sur l'autre assure la cohésion de la partie arrière, tandis que le rabattement des parties 15 et 16 sous l'insert métallique 4 procure une cohésion maximale de l'ensemble incluant l'insert métallique 4. Après la mise en place dans l'outillage de cuisson de la pièce représentée à la figure 5, on peut soumettre cette pièce à une pression élevée, de manière à en augmenter la résistance et la cohésion autour de l'insert métallique 4.
On obtient ainsi l'ensemble représenté à la figure 6, dans lequel les pointes 13 et 14 sont rabattues l'une sur l'autre et également les pointes 15 etl6. Les deux extrémités de la partie rectiligne 11 de la pièce 10 sont courbées à Péquerre vers le bas et sont gardées en réserve pour les étapes suivantes.
La figure 7 représente la quatrième étape de mise en oeuvre d'un procédé selon l'invention, dans laquelle on insère par en dessous et on fixe en place une pièce 20 de renfort destinée à être orientée suivant le plan médian longitudinal de l'ensemble représenté à la figure 6.
La figure 8 représente la cinquième étape de mise en oeuvre d'un procédé selon l'invention, dans laquelle on insère par en dessous et on fixe en place une semelle 30 de base destinée à être orientée sensiblement horizontalement afin d'obturer la partie inférieure de l'ensemble. Les extrémités de la partie rectiligne 11 de la pièce 10 sont ensuite rabattues sous la semelle 30 afin d'entourer tout l'ensemble. Les figures 9 et 10 illustrent la sixième étape d'un procédé selon l'invention correspondant à la mise en place successive des pièces 40, 50, 60 qui constituent la semelle de la butée.
Après avoir réalisé l'ensemble décrit en référence aux figures 3 à 10, on ferme le moule sur l'ensemble ainsi réalisé, avant la mise sous pression en température. Cette septième étape de mise sous pression et de chauffage correspond ainsi à ce qui est appelé par l'homme du métier « forgeage composite ».
Grâce au procédé selon l'invention, on obtient en particulier une butée de porte ayant d'excellentes qualités de résistance mécanique, de résistance à la fatigue, tout en étant beaucoup plus légère qu'une butée métallique, ce qui est fort intéressant vu le grand nombre de butées mises en place sur un aéronef.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de fabrication de butée d'aéronef comportant un insert métallique (4) par moulage d'un matériau composite de résine et de fibres de carbone, consistant à draper un empilage de pièces réalisées (10, 20, 30, 40, 50, 60) au moyen d'une superposition de nappes de fibres de carbone pré imprégnées de résine, les nappes étant orientées de façon à assurer une cohésion maximale de l'ensemble autour de Pinsert métallique (4).
2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel l'empilage de pièces en fibre de carbone pré imprégnées de résine reçoit un insert métallique (4) destiné à recevoir une vis de butée (3).
3. Procédé selon les revendications 1 et 2, selon lequel on exécute les étapes suivantes :
- étape 1 : on réalise à plat par nappage de plusieurs couches de nappes de carbone
(15) noyées dans la résine, une pièce (10) comportant un ensemble (11) de nappes longitudinales et de nappes s 'écartant latéralement en quatre volets (13, 14, 15, 16) séparés par une partie médiane (12) ;
- étape 2 : on enroule ladite partie médiane (12) autour d'un insert métallique (4) muni de deux épaulements ;
- étape 3 : on installe l'insert ainsi que la pièce (10) dans l'outillage de moulage et on rabat l'un sur l'autre les volets (13) et (14) et de la même façon les volets (15) et
(16) tout en réservant à un usage ultérieur les deux cotés (11) de la pièce (10) ;
- étapes 4 et 5 : on met en place les pièces (20) et la semelle (30), puis on rabat pour enrober ces deux pièces les deux parties (11) réservées précédemment ;
- étape 6: on finit par installer trois semelles (40, 50,60) pour obtenir l'ensemble de la butée constituée;
- étape 7 : on place la pièce ainsi obtenue, dans un moule que l'on chauffe et que l'on met sous pression.
4.- Butée de porte d'aéronef réalisée par mise en oeuvre d'un procédé de fabrication selon l'une quelconque des revendications 1 à 3.
EP06778833A 2005-07-08 2006-07-07 Procede de fabrication de butees d'aeronef en materiau composite carbone Not-in-force EP1901913B1 (fr)

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